基于参数化有限元方法的机翼重量预测

为飞机总体设计阶段提供一种快速而较精确的机翼重量预测方法。该方法是将参数化几何建模和参数化有限元建模方法相结合,快速地建立机翼结构有限元模型。通过应用CATIA二次开发技术,实现机翼结构布置模型的自动生成;通过运用PATRAN的PCL语言,实现结构有限元模型的自动生成;通过应用优化方法,确定出结构尺寸,进而计算出机翼重量。算例表明,本方法可快速地分析不同结构布置方案和不同材料方案的机翼重量,适用于飞机总体方案设计阶段机翼重量计算。     

用于质量特性参数测量的新型气浮扭摆台

常规扭摆台采用滚动轴承和扭杆振动结构,纵向尺寸大、测量精度低、抗倾覆力矩小,不能满足质量特性参数综合试验台的要求,必须对其进行结构的分析和优化。本文提出交叉弹簧板结构替换扭杆,减少了扭摆台纵向尺寸,分析和实验表明该结构具有和扭杆相同的振动效果。将滚动轴承替换为气浮轴承,提高了抗倾覆力矩,测量精度最高达0.1%;采用有限元法对柱坐标系下修正的雷诺方程进行仿真计算,研究气浮轴承结构参数对承载能力和抗倾覆力矩的影响规律,确定了给定轴承外径下的最优几何参数。实验表明,改进的试验台提高了测量精度和振动稳定性,对卫星等飞行体质量特性参数的测量有重要的意义。     

浮环挤压油膜阻尼器对模拟低压转子突加不平衡响应影响分析

为了研究浮环挤压油膜阻尼器对涡轴发动机模拟低压转子突加不平衡响应的影响,建立了考虑多种耦合的带浮环挤压油膜阻尼器模拟低压转子的动力学模型,推导其运动方程并采用数值方法进行了求解,分析了系统响应随浮环与轴承质量比值、支承刚度和油膜间隙等设计参数的变化.研究表明:相比传统挤压油膜阻尼器,浮环挤压油膜阻尼器更好地抑制了转子系统加速过临界时的瞬态响应以及稳速和升速过程中的突加不平衡响应;增大浮环与轴承质量比值、减小弹性支承刚度和挤压油膜间隙,能够更好地抑制突加不平衡响应的瞬态振幅和瞬态过程;转子系统由于油膜非线性引起的双稳态大振幅区会随浮环与轴承质量比值的增大而减小,而随挤压油膜间隙值的减小而增大.      

半主动笼式调谐质量阻尼器控制转子振动的研究

对调谐质量阻尼器在旋转机械振动控制中的应用进行了研究,不改变原有转子系统支撑形式,设计了一种半主动笼式调谐质量阻尼器.提出基于转速的分段开关控制策略,并开发了一套基于laborary virtual instrument engineering workbench(LabVIEW)的转子振动实时闭环控制系统,可根据转速对该笼式调谐质量阻尼器通过变质量实现在线动态调节自振频率,实现半主动控制.搭建了单跨转子调谐质量阻尼实验台装置,对转子过临界转速的振动进行了实验研究.结果表明:基于开关控制的半主动笼式调谐质量阻尼器能有效降低转子过临界振动,减振幅度可达83.4%,并能很好避免调谐质量阻尼器引起的新的共振峰.      

风兜面积对气冷喷油杆性能影响的数值研究

以某型涡扇发动机加力燃烧室气冷喷油杆为研究对象,在梯形截面的风兜下底和高度不变的情况下,通过改变上底长度得到一系列不同风兜面积的几何模型,综合考虑外流场对气冷喷油杆内部流动和换热特性的影响,对其在巡航状态下进行了流/热/固耦合三维数值模拟研究,获得了不同风兜面积对气冷喷油杆引气率、冷却空气喷口流量分布、壁面平均冷却效果、壁面最高温度的影响规律.结果表明:引气率随风兜面积增大线性增大;喷油嘴凸台周围冷却空气喷口的流量沿气冷喷油杆内冷却空气流向呈二次曲线规律变化,且随风兜面积增大分布趋于均匀;随风兜面积增大,喷油杆、隔热套壁面平均冷却效果线性增大,壁面最高温度降低;有效抑制内涵高温燃气倒灌进入隔热套是避免喷油杆局部高温的关键.      

Understanding Interplanetary Coronal Mass Ejection Signatures

While interplanetary coronal mass ejections (ICMEs) are understood to be the heliospheric counterparts of CMEs, with signatures undeniably linked to the CME process, the variability of these signatures and questions about mapping to observed CME features raise issues that remain on the cutting edge of ICME research. These issues are discussed in the context of traditional understanding, and recent results using innovative analysis techniques are reviewed.     

可重复使用飞行器热防护系统辐射-传导复合传热分析

针对可重复使用飞行器再入过程中热防护系统的复杂辐射-传导传热问题,采用有限元方法并结合仿真软件ANSYS的参数化分析语言APDL,对可重复使用飞行器热防护系统进行参数化求解,模拟再入条件下热防护系统内部辐射和传导复合换热,预测内部瞬态温度响应。通过与试验数据的对比,验证了方法的有效性,并利用此方法对金属热防护系统进行热分析和质量优化。     

一种提高后掠侧压式进气道流量系数的有效措施

在一种双楔顶压、侧板中置的常规后掠侧压式进气道基础上通过减小顶板第二压缩角,引入圆弧压缩面设计了一种具有较高流量系数的进气道.利用Fluent商业计算软件对比研究了该进气道与常规进气道在Ma=6和Ma=4下的流动特征及性能.研究发现,新的改进措施能在几乎不降低进气道总压恢复系数的前提下大幅度提高流量系数:在Ma=6来流条件下,改进后的进气道流量系数为0.87,比常规进气道提高14.5%;在Ma=4来流条件下,流量系数为0.69,提高了19%.     

固体火箭发动机的一种点火药量估算方法

针对传统经验公式估算点火药量存在的不足,从固相点火理论出发,推导得到固体发动机点火药量的计算公式.对不同配置的固体火箭发动机进行点火药量验算的结果表明,该公式估算的点火药量与发动机真实试验药量基本一致,估算精度明显优于传统经验公式,且公式通用性较好.      

快速机动大型挠性航天器的动力学建模

建立带附加质量大型挠性航天器大角度快速机动时的动力学模型。在柔性体变形场中计及耦合效应,采用假设模态法和拉格朗日原理建立挠性航天器系统的一阶近似动力学模型。在模型中忽略轴向变形,并用低阶主模态表示横向变形得到控制模型。理论分析和数值仿真表明: 挠性航天器在历经大角度快速机动时会产生动力刚化现象,传统的零次近似动力学模型会产生错误的仿真结果;附加质量对两种模型的系统刚度产生截然相反的作用;低阶简化模型能够较好地反映系统的动力学特性,可用于控制器设计。